本申請屬于飛行控制領(lǐng)域，特別涉及一種增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法及裝置。

背景技術(shù)：

1、全自動(dòng)降落是指無需飛行員操縱的情況下，控制飛機(jī)自動(dòng)降落，降低飛行員操作負(fù)擔(dān)并提高降落成功率，研究飛機(jī)全自動(dòng)降落技術(shù)具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。相較陸基飛機(jī)著陸，在移動(dòng)平臺上的降落面臨控制時(shí)間短、干擾大、精度要求高等難點(diǎn)，尤其在實(shí)際的降落任務(wù)中，飛機(jī)會(huì)受到降落點(diǎn)附近強(qiáng)氣流干擾，因此需要著重提升全自動(dòng)降落控制方法的魯棒性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了解決上述問題，本申請?zhí)峁┝艘环N增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法及裝置，實(shí)現(xiàn)對飛行器的爬升角姿態(tài)的精確控制。

2、本申請第一方面提供了一種增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法，主要包括：

3、步驟s1、獲取飛行器的下一時(shí)刻的期望高度；

4、步驟s2、計(jì)算期望爬升角；

5、步驟s3、計(jì)算期望俯仰角速率的控制律；

6、步驟s4、對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行pd控制，獲得第一控制參數(shù)，對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行增強(qiáng)l1自適應(yīng)控制，獲得第二控制參數(shù)；

7、步驟s5、基于所述第一控制參數(shù)與所述第二控制參數(shù)，由動(dòng)態(tài)逆控制律計(jì)算升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令；

8、步驟s6、基于所述升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令對飛行器進(jìn)行縱向控制。

9、優(yōu)選的是，步驟s2進(jìn)一步包括：

10、步驟s21、根據(jù)期望高度與當(dāng)前高度確定縱向高度變化率指令；

11、步驟s22、在所述縱向高度變化率指令的基礎(chǔ)上疊加由降落點(diǎn)氣流變化引起的高度變化率補(bǔ)償值，生成期望縱向高度變化率指令；

12、步驟s23、根據(jù)所述期望縱向高度變化率指令計(jì)算期望爬升角。

13、優(yōu)選的是，步驟s4進(jìn)一步包括：

14、步驟s41、將所述期望俯仰角速率的控制律輸入指令濾波器得到期望俯仰角速率及期望俯仰角速率變化率；

15、步驟s42、將所述期望俯仰角速率、期望俯仰角速率變化率、飛機(jī)俯仰角速度輸入到pd控制器中，獲得第一控制參數(shù)。

16、優(yōu)選的是，步驟s4進(jìn)一步包括：

17、步驟s43、根據(jù)飛機(jī)俯仰角速度的預(yù)測誤差，計(jì)算l1自適應(yīng)律輸出參數(shù)；

18、步驟s44、根據(jù)l1自適應(yīng)律輸出參數(shù)計(jì)算第二控制參數(shù)。

19、本申請第二方面提供了一種增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制裝置，主要包括：

20、期望高度獲取模塊，用于獲取飛行器的下一時(shí)刻的期望高度；

21、期望爬升角計(jì)算模塊，用于計(jì)算期望爬升角；

22、期望俯仰角速率控制律計(jì)算模塊，用于計(jì)算期望俯仰角速率的控制律；

23、控制參數(shù)輸出模塊，用于對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行pd控制，獲得第一控制參數(shù)，對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行增強(qiáng)l1自適應(yīng)控制，獲得第二控制參數(shù)；

24、升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令計(jì)算模塊，用于基于所述第一控制參數(shù)與所述第二控制參數(shù)，由動(dòng)態(tài)逆控制律計(jì)算升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令；

25、縱向控制模塊，用于基于所述升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令對飛行器進(jìn)行縱向控制。

26、優(yōu)選的是，所述期望爬升角計(jì)算模塊包括：

27、縱向高度變化率指令計(jì)算單元，用于根據(jù)期望高度與當(dāng)前高度確定縱向高度變化率指令；

28、期望縱向高度變化率指令計(jì)算單元，用于在所述縱向高度變化率指令的基礎(chǔ)上疊加由降落點(diǎn)氣流變化引起的高度變化率補(bǔ)償值，生成期望縱向高度變化率指令；

29、期望爬升角計(jì)算單元，用于根據(jù)所述期望縱向高度變化率指令計(jì)算期望爬升角。

30、優(yōu)選的是，所述控制參數(shù)輸出模塊包括：

31、濾波單元，用于將所述期望俯仰角速率的控制律輸入指令濾波器得到期望俯仰角速率及期望俯仰角速率變化率；

32、第一控制參數(shù)獲取單元，用于將所述期望俯仰角速率、期望俯仰角速率變化率、飛機(jī)俯仰角速度輸入到pd控制器中，獲得第一控制參數(shù)。

33、優(yōu)選的是，所述控制參數(shù)輸出模塊包括：

34、自適應(yīng)律輸出參數(shù)計(jì)算單元，用于根據(jù)飛機(jī)俯仰角速度的預(yù)測誤差，計(jì)算l1自適應(yīng)律輸出參數(shù)；

35、第二控制參數(shù)獲取單元，用于根據(jù)l1自適應(yīng)律輸出參數(shù)計(jì)算第二控制參數(shù)。

36、本申請能夠有效抑制降落點(diǎn)的強(qiáng)氣流干擾，提高了飛機(jī)降落控制的魯棒性。

技術(shù)特征：

1.一種增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法，其特征在于，包括：

2.如權(quán)利要求1所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法，其特征在于，步驟s2進(jìn)一步包括：

3.如權(quán)利要求1所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法，其特征在于，步驟s4進(jìn)一步包括：

4.如權(quán)利要求3所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法，其特征在于，步驟s4進(jìn)一步包括：

5.一種增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制裝置，其特征在于，包括：

6.如權(quán)利要求5所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制裝置，其特征在于，所述期望爬升角計(jì)算模塊包括：

7.如權(quán)利要求5所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制裝置，其特征在于，所述控制參數(shù)輸出模塊包括：

8.如權(quán)利要求7所述的增強(qiáng)l1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制裝置，其特征在于，所述控制參數(shù)輸出模塊包括：

技術(shù)總結(jié)
本申請屬于飛行控制領(lǐng)域，特別涉及一種增強(qiáng)L1自適應(yīng)的全自動(dòng)降落縱向控制方法及裝置，該方法包括：步驟S1、獲取飛行器的下一時(shí)刻的期望高度；步驟S2、計(jì)算期望爬升角；步驟S3、計(jì)算期望俯仰角速率的控制律；步驟S4、對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行PD控制，獲得第一控制參數(shù)，對所述期望俯仰角速率的控制律進(jìn)行增強(qiáng)L1自適應(yīng)控制，獲得第二控制參數(shù)；步驟S5、基于所述第一控制參數(shù)與所述第二控制參數(shù)，由動(dòng)態(tài)逆控制律計(jì)算升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令；步驟S6、基于所述升降舵偏轉(zhuǎn)角度指令對飛行器進(jìn)行縱向控制。本申請能夠有效抑制降落點(diǎn)的強(qiáng)氣流干擾，提高了飛機(jī)降落控制的魯棒性。

技術(shù)研發(fā)人員：甄沖,周大鵬,楊寧,張志冰,張秀林,董俊彪,李賀琦
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15